发动机原理第三章

民用飞机的要求包括航程、商载、平衡场长、爬升末端推力、一 发不工作时爬升梯度、排放和噪声、飞机性能增长空间等。其主 要评价指标有初始投资、直接运营成本、每座公里（或百公里） 成本、燃油消耗量和每座公里（或百公里）燃油消耗量、购买成 本、寿命周期成本、起飞总重等。
F404
7134 1.89 4840 ~0.8 0.34 3
F100
12478 2.03 7475 0.703 0.81 3
AЛ -31Ф
12260 1.96 7720 0.765 0.65 4
高压压气机级数
总压比 涡轮前温度K 推重比 装备的飞机 飞机推重比
7
25 1589 7.58 F-18 ~0.95
q1 Fs c.opt

高单位推力有利于减小 发动机径向尺寸，提高 发动机的推重比
c
c 对耗油率的影响


Baidu Nhomakorabea

耗油率取决于循环加热量和单位 推力 当c 从较小值开始增加时，单位 推力增加、加热量下降使油气比 下降，使耗油率迅速下降； 在最佳增压比附近，单位推力变 化平缓，油气比下降使耗油率继 续下降； 在c 继续增加，单位推力严重降 低，使耗油率上升
k 1 k
7
二、 内涵总增压比c 对单位性能的影响
C FI CL CH
Pt 3 Pt 2
c对单位推力的影响

Fs 2 Le C C0
2 0

单位推力取决于循环有效 功，而循环有效功主要决 定于循环加热量和热效率 c太低，热效率低，放 热量所占比重大 c太高，加热量低，损 失所占比重大 存在有使单位推力达最大 的最佳增压比c.opt
k 1 k
]
加力加热比
加力比 F=F a b /F正 比于加力温度
Fab Ttab F ab F Tt 5
加力加热比对性能的影响
结论：

加力排气速度增加，推力增加； 加力使循环热效率下降, 耗油率加大, 经济性变差 （原因：加热在低压条件下进行） 加力温度越高，推力越大，循环热效率越低，耗 油率越高 一定加力温度下，涡轮前温度越高，加力推力越 大，加力耗油率越低。主燃烧室多加热有利于性 能提高； 存在有使加力单位推力达最大和加力耗油率达最 低的最佳增压比
Sfc=3600q1/HfFs
q1 Fs
存在有使耗油率达最低的 最经济增压比c.ec
c.opt
c


c.opt c.ec
提高的压气机增压比

单位推力下降 可提高热效率，降低耗 油率


亚音速运输机追求低 耗油率，增压比应尽 可能高 超音速战斗机追求高 单位推力，增压比选 择应往最佳值方向靠 近
超音速飞机涡扇发动机 总体发展趋势

军用超音速战斗机为追求尽可能 高的单位推力和推重比
• 一高、一中、一低 （高涡轮前温度、中等总增压比、低 涵道比）
为追求更高功重比和更低耗油率
涡桨和涡轴发动机设计向更高增 压比和更高涡轮前温度发展
33
第三代超音速战斗机用 典型发动机数据
发动机型号
最大状态推力daN 最大状态耗油率kg/daN· h 中间状态推力daN 中间状态耗油率kg/daN· h 涵道比 风扇级数
军用飞机/发动机的性能要求


对于超声速军用飞机/发动机而言，需要在很多的飞行条件下进行 优化，如待机和侦察、超声速突防、跨声速作战等。 不同飞行条件对发动机提出不同要求，如巡航经济性、不加力推 力、加速性等。 飞机在和平时期的值班循环比设计飞行任务循环所占比重更大， 因此和平时期的使用影响也需要在设计中予以考虑。 一些更高的要求如：在有限长度的跑道或被破坏的跑道上的短距 起降要求、红外和雷达隐身要求、提升空战能力和减小敌方地空 导弹发射窗口的超声速巡航要求，使得军用飞机/发动机的匹配变 得更为复杂。

小涵道比设计混排涡扇发动机有利于提高单位推力和发动 机的推重比
22
混合排气涡扇发动机
可用能分配原则
混合器进口 总压近似相等
大涵道比 单级风扇设计
Pt5IIPt5
小涵道比 多级风扇设计
23
五、设计涵道比的选择
加大设计涵道比
单位推力下降 耗油率降低
选择取决于

用途 涡轮前温度
• 大型亚音速 运 输机 为追求尽可能低的 耗油率 • 采用三高设计 • 高总增压比 • 较高涡轮前温度 • 高涵道比
31
典型民用发动机的循环参数
CFM56系列发动机，压比30~35，涵道比5~6，
涡轮前温度1700~1800K； LeapX发动机，压比43，涵道比11，涡轮前温 度~2000K。
超音速飞机选择小涵 道比涡扇发动机 亚音速飞机选择大涵 道比涡扇发动机
分开排气涡扇发动机


对应一定风扇压比 随涵道比增加，存 在有使耗油率达最 低的最佳涵道比。 外涵风扇增压比与 涵道比恰当组合， 可获得最低耗油率 (图5.20)
25
六、 加力对单位性能参数的影响
1. 加力推力与加力温度的关系
提高设计Tt4

加热量增加，热效率增加，循环 功增加，排气速度增加，单位推 力增加 加热量增加和单位推力随 Tt4 提高 成正比增加，加热量呈线性增加 ，单位推力呈~0.5次方的关系增加 ，两者组合结果导致耗油率加大
Sfc=3600q1/HfFs


追求高单位推力（高推重比）

尽可能提高Tt4

获得高单位推力和低耗油率
21
混合排气涡扇发动机


可用能分配原则：为减少气流掺混引起的损失，在混合室 进口两股气流总压应大致相等 Pt5II=Pt5 在给定飞行条件、内涵总增压比和涡轮前温度条件下，由 于上述条件要求，设计涵道比和设计风扇增压比成反比

大涵道比设计对应更低的风扇压比设计，通常由单级风扇构成 小涵道比设计对应更高的风扇压比设计，通常由多级风扇构成

将发动机作 为飞机的一 个子系统， 以飞机完成 飞行任务的 优劣作为设 计方案的设 计目标。
为什么要开展飞/发一体化设计



开展航空发动机设计和研制时，首先需要确定包括发动机性能、 安装尺寸和重量、稳定性、寿命、安全性、经济性、适用性、维 修性等一系列的设计要求。 由于发动机产品的各项设计要求之间联系紧密且相互制约，需要 在飞机飞行任务和评价指标驱动的设计决策过程中，由飞机使用 部门（特别是军方用户）、飞机设计部门和发动机设计部门经过 多轮次的协调，共同研究确定。 在西方国家，这一过程通常划分为招标申请（RFP）、联合概念 定义（JCDP）、联合定义（JDP）三个阶段。



涡轮为风扇外涵提供的 涡轮功 LTII 等于风扇外 涵气流压缩功LCII 在设计涵道比 B 一定条 件下，涡轮为风扇外涵 提供的涡轮功越大，风 扇增压比越高，外涵排 气速度越高，内涵气流 排气速度越低 存在可用能如何分配， 即选择风扇增压比设计 值大小问题
最佳风扇压比

随外涵风扇增压比增加，存在有使耗油 率达最低的最佳风扇压比：
民用飞机/发动机的性能要求


对民用飞机/发动机而言，经济性一直是最主要的评估指标。近年 来环保要求日益变得重要，加上安全性、可靠性、维修性等要求 使飞机和发动机设计中需考虑的因素变得非常复杂。 即便对于经济性而言，使用不同的经济性评价指标也会对飞机和 发动机的优化设计构成不同的影响。
典型民用飞机要求和任务剖面
涡喷发动机单位推力、耗油率 与热力循环参数关系
Fs C9 C0 循环有效功： C92 C02 Le 2 Fs 2 Le C02 C0 耗油率： 3600 f 3600q1 sfc Fs H f Fs q1 Cp (Tt 4 Tt 3 ) / b
5
当气流在尾喷管出口达到完全膨胀时：
飞行速度一定时单 位推力与有效功成 正比 耗油率与加热量成 正比， 与 单位推力 成反比
理想循环功
Lid q1ti c p (Tt 4 Tt 3 )ti Tt 4 Tt 3 c pT0 ( )(1 T0 T0 Tt 4 T0 Tt 3 T0 Lid
k 1 k



(C9II/C9I)opt =1.0
考虑能量传递过程中损失时:
(C9II/C9I)opt 0.8
最佳风扇压比
风扇增压比对Fs和sfc的影响
19
设计涵道比对最佳风扇增压比的影响

设计涵道比越大，最佳 风扇增压比越小
设计涵道比对最佳风扇增压比的影响


大涵道比（B>5)风扇发动机一般为单级风扇设计 为平衡高、低压转子压缩功的负荷，低压转子设 计有若干级增压级

根据飞机对发动机推力需求确定通过发动机的空气流 量和特征尺寸
2
设计点热力计算的方法
根据给定条件和所选择的设计参数， 沿发动机流程部件，利用各部件气动 热力学关系式计算出各截面的气流参 数、发动机的单位推力和耗油率
具体步骤及公式（自学） 第5.4节：燃气涡轮发动机设计点热力计算
第 二 节
发动机设计点热力计算 结果分析
F =1时，内涵完全不向外涵传递能量，内 涵排气速度高，余速损失大，推进效率低

随F增加，内涵向外涵传递能量增加，内 涵喷管流速降低，外涵喷管流速增加 当F很高时，以致循环功几乎全部用于外 涵气流加速，外涵排气速度高，余速损失 大，推进效率再次降低 不考虑能量传递过程中损失时：


最佳风扇压比所对应的排气速度比
15
四、 风扇增压比f 对单位性能的影响 （最佳能量分配）

分开排气涡扇发动机

问题的提出：
2 C0 C92I C pT0 lCI q1 lT C pT9 I 2 2 2 C92I C0 q1 C p (T9 I T0 ) (lT lCI ) ( ) 2 2 2 C92I C0 Le q1 q2 lTII ( ) 2 2
三、 涡轮前总温Tt4 对单位性能的影响

对于涡喷发动机和小涵道 比涡扇发动机，随Tt4


单位推力增加 排气温度和排气压力 上升引起排气速度增 加 耗油率先降后升 Tt4较低时加热量太小 ，损失所占比重大 Tt4过高时，放热量所 占比重大
12
Tt4 对单位性能的影响分析

2 Fs 2 Le C0 C0


在加力燃烧室再次 喷油燃烧使气流温 度Ttab达 2000 ~ 2100K 涡轮出口温度Tt5 800 ~ 1100K ab = Ttab /Tt5

C9 ab n
1 1 kk 2CpTtab [1 ( ) ] ptab p0
C9 n C0 0
1 2CpTt 5 [1 ( ) pt 5 p0
1

k 1 k
)
; 令e
k 1 k
1 c pT0 ( e)(1 ) e
6
单位推力、耗油率
Fs 2CpT0 (e 1)( 2 1) C0 C0 e e 2 2CpT0 (e 1)( 1) C0 C0 e
3600CpT0 sfc b H f Tt 4 T0 e


设计循环参数 对涡桨和涡轴发动机的影响
设计循环参数：压气机增压比、涡轮前温度

Tt4一定，提高增压比

可有效改善发动机热效率， 降低耗油率
但过高的增压比使单位功率 降低


增压比一定，提高涡轮前温度

可增加循环有效功 有效提高单位输出功率并降 低耗油率
30
民用大涵道比涡扇发动机 总体发展趋势
9
32 1728 7.32 F-15 1.07
9
22~23 1665 8.17 Su-27 1.1 34
涡轴涡桨发动机循环参数的发展趋势

在给定的技术水平条件下，由于尺寸效应和冷却损失等 （实心曲线）的影响，当循环参数高到一定程度时，进 一步提高循环参数对涡轴发动机性能影响不明显。
第三节 发动机/飞机一体化设计概念

提高 Tt4 的同时，相应提高压缩部 件总增压比
涡轮前温度随年代变化及对推重比的影响
14
分开排气大涵道比涡扇发动机
提高涡轮前温度Tt4有利于：
设计更高的总增压比，有利于热效
率提高，改善经济性； 允许将更多的能量传给更多的外涵 气流，加大设计涵道比，增加发动 机总推力，提高推进效率。
第 三 章
航空燃气涡轮发动机 设计点热力计算
第一节 设计点热力计算的目的及方法
在给定飞行条件和大气条件下

选择发动机工作过程（循环）参数

总增压比、涡轮前温度、涵道比、风扇增压比等 风扇/压气机效率、燃烧效率、涡轮效率、各通道总压损失

选择各部件效率、损失系数及冷却系数等


计算目的

沿流程截面的气流参数、发动机单位推力、耗油率